中、高空长航时无人机滞空时间长,在对地观测等方面具有重要民用和军事价值,是各国争相发展的热点。低耗油率推进系统是研制超长航时无人机的关键。传统航空发动机热效率受到卡诺热效率限制,难以大幅度提高。通过有机结合高效率燃料电池与高功率密度燃气涡轮各自优势,本文提出了新型燃料电池航空混合推进系统,创新地采用燃料电池发电为压气机等部件供能,燃烧室尾气直接进入喷管做功。与燃气涡轮发动机相比较,混合推进系统不存在压气机和涡轮的耦合,但压气机与燃料电池存在压力、流量和功率等多重热力耦合通道,二者在燃料化学能利用过程等方面存在明显区别,并由此带来推进系统工作特性的显著性差异。本文围绕以上问题,面向燃料电池混合推进系统性能和匹配,开展了如下几个方面工作:首先,构建了由燃料电池及辅助部件热力学性能模型、质量模型和（火用）模型所组成的混合推进系统仿真环境,并对所采用的模型进行了实验验证。设计了高紧凑度燃料电池系统布置方案,对燃料电池系统压损进行了评估,结果表明燃料电池体积和压损在可接受的范围内。动力系统方案对比分析表明燃料电池功率密度较高时,装备混合系统无人机的续航优势明显。然后,开展了理想混合推进循环研究。与布雷顿循环受温比影响不同,随着燃烧温度减小,由于燃料电池燃料利用率增加,混合循环热效率增加。在燃烧温度1350K时,其热效率高达82.2%,高于卡诺热效率79.3%或燃料电池效率49%。此外,理想混合推进循环和不同燃料类型循环极限性能研究均表明,压比稍大时该混合循环比推力或比冲即可达到涡轮发动机在较大压比时的性能水平。在混合系统推进性能相比涡轮发动机已经具有明显优势的情况下,先进（火用）分析发现,通过技术手段首先提升喷管、压气机等部件的性能,可进一步提高系统热力学性能。其次,探究了部件特性对混合推进系统的性能影响规律。分析了结合阳极尾气循环、结合部分氧化重整和结合阴、阳极尾气循环三种不同燃料电池系统构型对混合推进系统热力性能的影响,后两者存在最大或最小压比限制,无法满足混合系统在较大压比范围内运行的需求。接着,分析了燃料电池参数变化对混合系统性能的影响,发现大的重整器当量比与大的燃料电池面积相匹配,此时燃料电池功率密度较大,混合推进系统压比和比推力均较高。此外,提出了结合空气旁路的混合推进系统构型,不参与电化学反应的空气旁路压比较低,混合系统推进效率显著增加,可超过42%。而且由于推进效率增加幅度较大,燃料电池功率密度降低幅度相对较小,混合系统推重比将增加。最后,以某型飞机为基准,在额定巡航推力和最大静止推力条件下对混合推进系统进行了参数设计。在涵道风扇压比、压气机压比和涵道比变化过程中,混合系统重量变化幅度较小。燃料电池参数如燃料电池压损、燃料利用率和功率密度等相比喷气发动机设计参数对混合推进系统重量和耗油率影响明显,进而对飞机续航影响程度较大。满足最大静止推力条件下燃料电池面积、电动机功率等参数均显著高于巡航条件下对应参数,因而前者应作为系统设计参数。混合系统重量约为原有涡轮发动机重量的2.6倍,巡航条件下额定耗油率为10.1g/s/kN,推力为4kN,压气机压比和燃烧室温度相比原型发动机下降了75%和26%,降低了这两个部件的设计制造难度,同时耗油率仍可降低42%,装备该混合系统的飞机相比原型飞机可提升约50%的续航时间和里程。通过研究混合系统高度特性和节流特性,发现混合系统在高空时热效率和推进效率均较高,适合高空巡航。